轨道轰炸飞行器过渡段轨道设计与制导

针对轨道轰炸飞行器(OBV)的过渡段轨道设计与制导技术进行了讨论.在初始点位置、再入点位置和再入角固定的前提下,根据冲量假设和二体理论设计了固定时间转移轨道,其实质在于制动点位置和制动速度的确定.为了消除设计偏差,提出了一种基于虚拟再入点补偿的有限推力制导方案,并简要分析了关机点参数的选取原则.对于耗尽关机的动力系统,通过运用能量管理技术实现了多余燃料的耗散.仿真结果验证了上述方法的有效性.     

非冗余舵面与RCS复合故障的自愈控制方法

临近空间飞行器在稀-稠大气过渡阶段且反推力矢量装置(Reaction Control System, RCS)有剩余燃料的情况下,RCS对于非冗余舵面的故障补偿与在线重构具有重要意义。基于此,本文研究了针对非冗余舵面与RCS复合故障的自愈控制方法,以实现飞行器的安全可靠控制。首先,建立了执行机构故障等不确定影响下的姿态控制模型;其次,针对舵面故障给出了基于残差观测的故障检测与自诊断方法,设计了RCS与舵面复合故障的分离诊断策略;然后,基于非线性比例-微分控制及故障诊断信息,设计了舵面故障补偿的自愈控制器;同时,基于RCS故障喷管序列判定,设计了复合故障下RCS在线重构的自愈控制器。最后,通过某典型全弹道姿态跟踪数值仿真,验证了该方法的有效性及可靠性。     

柔性特征的太阳电池翼在轨载荷分析

建立太阳电池翼地面模态试验修正后的较为精确的动力学模型,以此作为太阳电池翼的柔性特征提出基于混合坐标法的太阳电池翼在轨载荷分析方法,计算了航天器在轨机动、舱段分离、交会对接等典型工况下太阳电池翼的载荷变化情况,分析了不同工况下载荷与太阳电池翼动力学性能的相互关系,提出太阳电池翼为应对不同飞行工况应处于何种转角状态的结构设计建议。最后依据最大载荷工况开展了相关试验验证,试验结果表明本文的研究方法有效合理,可推广应用于其它型号太阳电池翼的在轨载荷设计。     

翼身组合体摇滚特性高速试验研究

简要介绍了翼身组合体高速风洞自由摇滚实验技术的实验装置、实验方法、数据采集等.开展了翼身组合体大迎角下的摇滚特性研究,给出了典型的结果,研究结果表明随着模型迎角的增加,翼身组合体呈现不同的滚转运动形态,包括静态稳定、准极限环摇滚等.所研究的参数范围内后掠角对摇滚有较大影响,随着模型迎角的增加摇滚振幅呈现抛物线,马赫数的增加对最大摇滚振幅起抑制作用.     

高超声速机动目标天基跟踪鲁棒性滤波方法

为解决高超声速滑翔飞行器(HGV)机动飞行过程中的跟踪问题,提出了一种基于机动观测器补偿的鲁棒扩展卡尔曼滤波方法。针对传统卡尔曼滤波器由于模型误差而无法稳定跟踪的问题,首先建立了HGV动力学模型和天基红外测量模型;随后,设计机动观测器对未知气动加速度进行在线估计;在此基础上,利用机动估计对扩展卡尔曼滤波中的预测步骤进行修正,克服了因模型误差而导致的滤波发散问题;最后,考虑到机动观测器的时延误差,在扩展卡尔曼滤波迭代过程中引入次优渐消因子,提高了滤波跟踪的鲁棒性。与强跟踪滤波、扩维卡尔曼滤波、交互多模型滤波等典型跟踪方法相比,所提方法可在不具备目标机动先验信息的情况下,以较低的计算耗时取得良好的稳定性和跟踪精度。     

神舟九号任务方案与神舟八号的十个不同

总体上来说,神舟九号飞船与神舟八号在技术状态上来说是一致的。由于神舟九号要执行载人交会对接任务,根据任务的不同,神舟九号飞船针对载人飞行的特点,在方案上进行了适当的修改。神舟九号飞船的方案与神舟八号相比,主要有以下十个不同。第一、由无人参与到有人参与由神舟八号不载人到神舟九号载     

扑翼机翼气动力和惯性力对翼杆结构变形研究

通过有限元方法探究了机翼上气动力和惯性力对结构变形的影响.研究表明扑翼机翼产生的气动力和惯性力大小在同一量级.机翼惯性力对机翼结构变形具有不可忽视的影响.当机翼处于水平位置时机翼气动力对结构变形贡献最大,同时合力产生的最大变形也出现在机翼水平位置.仿生扑翼机翼结构变形研究为高升力、低能耗扑翼机翼的设计提供了理论指导.      

隔热涂料研制

隔热涂料研制胡金锁（北京遥感设备研究所北京１００８５４）飞行器的防热问题是当代航天技术的大难题之一。本文扼要介绍一种隔热材料的研制。作为箭载的电子设备，对外界温度的影响，一般不允许高于８０Ｃ。如果温度超过７５Ｃ，就有可能引起失控的危险。此外箭载设备对...     

飞行器实时测控信息融合体制研究

飞行器实时测控系统是一个典型的多传感器系统,其多源信息需要融合处理,融合处理能够有效提高实时测控的准确度、可靠度和智能化水平。本文分析了信息融合技术对飞行器实时测控的作用,初步探讨了飞行器实时测控信息融合的功能定义、结构模型、融合方法等,并提出了工程应用中的关键技术和问题。     

面向高超声速飞行器双重不确定性的自适应状态估计

将高超声速飞行器双重不确定性因素建模为未知干扰输入项,针对状态演化方程和量测方程含有不同未知干扰输入的高超声速飞行器控制系统状态估计问题开展研究,提出一种基于自适应方差极小化的递推状态估计器(Adaptive variance minimization based Recursive Estimator, AVMRE)。首先建立了状态估计递推滤波器模型,实现滤波误差中的量测未知干扰解耦,之后引入自适应调整因子刻画状态未知干扰并推导了最小上界估计误差协方差矩阵,最后,基于最小方差估计准则设计了滤波器中的量测增益反馈矩阵。以外部突风和传感器故障为例,受内外部双重不确定性因素影响下的高超声速飞行器仿真实验验证了本文算法的有效性,与相关算法的仿真对比反映了本文算法的优越性。